涡桨飞机发动机进气道排除异物特性数值方法研究

根据适航规范针对常见的两种外来异物：冰雹与冰块进行本体特性研究,确定两种外来异物的几何、质量以及初始姿态特性。耦合计算流体力学(CFD)以及六自由度方法(6DOF),开展涡桨发动机进气道以及旁通道中的异物运动排除特性数值模拟,分析其气动特性以及运动轨迹。针对运动中可能存在的碰撞现象,进一步联合LS-DYNA软件进行仿真分析,建立合理有效的涡桨发动机进气道外来异物排除数值模拟方法。以某型涡桨发动机为例,两种异物的计算结果表明,一旦异物与壁面发生碰撞,碎裂成若干很小的碎块,能量损失,对发动机威胁较小,无论是进入主发动机或者旁通道,均可认为排除。但是,由于下壁面结冰区的冰块容易直接进入主发动机,有可能造成严重影响,需要重点关注。     

大涵道比涡扇发动机风扇/ 增压级试验件结构 设计及验证

某大涵道比风扇/增压级试验件为1级风扇加3级增压级结构,为实现风扇/增压级部件特性录取,结构设计在满足气动设计要求的基础上,重点考虑了合理性和可靠性问题,采用理论结合工程经验的方法完成了转子支撑、静子连接和轴承润滑及密封等难点设计,兼顾大涵道比风扇/增压级结构及气动特点,采用宽弦风扇叶片设计、榫头/榫槽圆弧榫连及装配式风扇转子流路板结构。顺利完成试验件研制工作,经试验验证,压比、效率等性能参数达到或超过设计指标。     

基于精益6滓的航空高强钢零件大尺寸面轮廓度 数控加工参数优化

针对某航空高强钢零件大尺寸面轮廓度数控加工合格率较低问题,利用精益6σ方法,依据DMAIC的研究路径,充分运用箱线图、等方差检验、单因子方差分析等方法和工具,分析了“人、机、料、法、环、测”6大方面的操作者、加工刀具、装夹方式、主轴转速、切削量、进给速度、切削方式7个因素,确定刀具尺寸、切削量、进给速度为关键影响因素;通过建立面轮廓度与7个影响因素之间的GLM模型,得出影响流程输出的3个关键影响因素的最佳组合,并在此基础上对工艺参数进行优化。结果表明:该零件的数控加工工艺流程改进后,减少了加工过程中的人工调试检查环节,缩短了加工调试验证时间,大尺寸面轮廓度数控加工合格率从80%提高到96%以上,取得了较好的经济效益。     

航空发动机高原起动性能改善措施

为了解决航空发动机高原起动超温和转速悬挂等问题,以某型航空发动机起动过程为研究对象,根据高原环境对发动机起动过程的影响进行理论分析,提出了优化高原起动措施,并进行了高原试验验证,摸索出各措施对起动过程的影响程度。结果表明:在发动机起动过程中采用飞机卸载的方式可使排气温度降低3%,起动机脱开转速提高3%;起动机功率提高约1%,点火转速及脱开转速提高约2%,起动时间缩短约8%。     

高湍流度时全气膜涡轮叶片表面冷却和换热特性的实验研究

为获得高主流湍流度时全气膜涡轮叶片表面的冷却和换热特性,在跨声速风洞中实验研究了质量流量比(MFR)和主流雷诺数(Re)对叶片表面气膜冷却效率和换热系数比的影响。在叶片前缘布置了5排圆形孔,在吸力面和压力面分别布置了3排和6排圆形孔,实验结果由嵌入在叶片中截面的热电偶测得。实验中基于弦长的主流雷诺数的范围为3.0×105～9.0×105,叶栅出口马赫数Ma为0.8, MFR的范围是5.5%～12.5%,主流湍流度Tu为14.7%。实验结果表明:主流雷诺数升高显著增强了叶片表面的换热,使层流边界层到湍流边界层的转捩位置提前。对于吸力面S/C0.2的区域(S/C为当地弧长与弦长之比),气膜冷却效率受MFR影响明显,当MFR大于7.7%时提高MFR会导致气膜冷却效率降低;该区域的换热系数比在中低雷诺数时受MFR影响较小,在高雷诺数时随MFR升高而升高。压力面S/C-0.7区域的气膜冷却效率随MFR升高而升高,-0.7S/C-0.4区域的气膜冷却效率受MFR影响较小,对于整个压力面而言,MFR升高提高了叶片表面的换热系数。相对于叶片其它区域,压力面后半段区域和吸力面的气膜冷却效率受雷诺数影响较大。     

深冷组合循环发动机吸气模态循环分析与设计可行域研究

为了研究类似SABRE3结构的深冷组合循环发动机,建立了基于部件法的发动机设计点热力学计算模型,提出了发动机氦循环新的循环效率和循环特征参数的定义。考虑发动机参数的物理限制条件及不同工质循环之间的相互影响,求解得到了空气路、氦气路重要参数的设计可行域。在可行域内开展了空气路和氦气路的循环分析,获到了冷却当量比、性能参数等主要参数的分布结果。结果表明:此发动机空气热功转换比ηt2为0.02～0.746。氦循环设计可行域受ηt2及换热器热负荷限制;循环起始温度和热负荷限制确定的情况下,ηt2越低氦循环可行域越窄。降低发动机冷却当量比的关键是:提高换热器1的氦出口温度以降低氦流量;当换热器1和换热器2的氦出口温度同时取得最大值时,冷却当量比取得最小值。换热器1和2的氦出口温度分别取1200K和1300K时,空气路可行域内冷却当量比为0.917～2.64。     

局部催化特性差异对气动热环境影响的计算分析

高温气体非平衡效应及其壁面催化效应对高超声速飞行器气动热环境造成显著影响,是当前高超声速飞行器气动热环境预测和热防护设计的关键问题之一。考虑高温空气离解与电离等化学反应、气体分子热力学激发、流动中的非平衡效应和壁面催化效应,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程和壁面处质量、能量平衡关系,完善了高温气体热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法和计算程序,采用典型算例进行了考核验证。在此基础上,开展了不同条件下高超声速飞行器热化学非平衡流场气动热环境数值模拟,分析局部催化特性差异对气动热环境的影响。研究表明：所建立的高超声速飞行器热化学非平衡流场有限催化气动热环境数值计算方法及程序,其数值模拟结果与飞行试验、文献符合;局部催化特性差异会导致热流跳变,其热流跳变量与催化特性差异量、材料分布方式等有关;催化特性差异较大时,局部区域热流可能远远高于飞行器全表面完全催化的热流结果,此时将飞行器在全表面完全催化（FCW）和完全非催化（NCW）条件下的数值模拟结果作为实际飞行过程中表面热流的上、下限这一简化处理方式,是不可取的。     

高原航线运行控制研究:以“成都-稻城”航线为例

以"成都—稻城"航线为案例论述了高原航线的运行特点,根据航线的实际运行,提出运行控制的建议,研究表明:1)稻城机场天气报文中有17个小时为自动观测,需放行签派员与机场气象部门和场务部门联系确认发展趋势和跑道道面情况; 2)受四季气象特点的限制,推广新技术和适当增加航班备份燃油等措施对航班的签派放行和运行控制有重要的作用; 3)对复杂天气的评估和一发失效及客舱释压应急处置程序是高原航线运行控制的难点; 4)签派员参加高原机场"全动模拟机"训练和高原机场航线实习,有助于提升高原航线运行控制能力。     

盖板式预旋系统的压比和熵增特性

对预旋系统内的压力变化相关研究较少。基于理论分析、实验测量以及数值计算,对某盖板式预旋系统的压比及熵增特性进行研究。通过理论推导,对预旋系统内压比与无量纲温降的关系进行分析。在最高转速可达10000r/min的高转速实验台上,测量了转盘上的气流静压以及相对总温,进而获得压比及熵增特性。进行三维数值计算,将数值计算结果与实验结果进行了对比,并根据数值计算结果对预旋系统内的熵产分布以及各元件的熵增情况进行分析。结果表明:系统温降以及旋转马赫数大小决定了预旋系统的理想最大压比,而实际压比与理想压比的比值取决于系统内的熵增大小。采用数值计算以及实验测量所得结果对理论关系式进行了验证,最大偏差2.7%。旋转马赫数一定的条件下,随系统无量纲温降增大,系统压比逐渐减小。由于熵增影响,实测压比与理想压比最大相差约36%。预旋系统内的熵增主要发生在预旋腔静止壁面、接受孔前后、供给孔进口等气流旋转比发生剧烈变化的区域。预旋系统内主要元件的熵增随流量增大都呈逐渐增大的趋势,但接受孔处熵增最小值出现在喷嘴出口旋转比等于1左右时,流量过小或过大都会导致接受孔处熵增变大。     

新型含甲基苯基硅芳醚芳炔树脂的制备与性能

以1,4-二(4’-乙炔苯氧基)苯与甲基苯基二氯硅烷为原料,通过格氏反应合成具有二苯醚结构的含甲基苯基硅芳醚芳炔(PSEA-P2)树脂,进而制备其碳纤维增强复合材料。通过核磁共振(1H-NMR)、红外光谱(FT-IR)、差热分析(DSC)、热重分析(TGA)、动态热机械分析(DMA)等分析手段对树脂及其复合材料的结构与性能进行表征。结果表明:PSEA-P2树脂加工窗口为110~175℃,适合复合材料模压成型;树脂浇铸体具有优良的力学强度和耐热性能,在室温~450℃未出现玻璃化转变,弯曲强度可达54.3MPa,氮气下热分解温度Td5达到531℃;T300碳纤维增强复合材料室温下弯曲强度可达518.0MPa,400℃下弯曲强度保留率为53%。